EA008156B1 - Stream/gas turbine pressure stage with universal shroud - Google Patents

Stream/gas turbine pressure stage with universal shroud Download PDF

Info

Publication number
EA008156B1
EA008156B1 EA200501572A EA200501572A EA008156B1 EA 008156 B1 EA008156 B1 EA 008156B1 EA 200501572 A EA200501572 A EA 200501572A EA 200501572 A EA200501572 A EA 200501572A EA 008156 B1 EA008156 B1 EA 008156B1
Authority
EA
Eurasian Patent Office
Prior art keywords
holes
named
bandage
steam
band
Prior art date
Application number
EA200501572A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
EA200501572A1 (en
Inventor
Олег Налётов
Владлен Зитин
Original Assignee
Олег Налётов
Владлен Зитин
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Олег Налётов, Владлен Зитин filed Critical Олег Налётов
Publication of EA200501572A1 publication Critical patent/EA200501572A1/en
Publication of EA008156B1 publication Critical patent/EA008156B1/en

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/007—Preventing corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/31—Application in turbines in steam turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/602—Drainage
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/95—Preventing corrosion
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

Imperfect design of shrouds (8) or identical parts of the blades (7) of steam/gas turbines, including the adjoining seals, leads to a decrease in reliability and efficiency. These drawbacks are eliminated by the use of drilled radial holes (12) in the shroud of the blades (7). The transfer of steam through the shroud holes (12) results in the relief of the pressures gradient on the surface of the shroud (8) and prevents the formation of metal oxide, salt and other deposits on the inner surfaces of the shroud (8). The quantity and diameter of the holes (12), as well as their corresponding disposition and the values of radial clearances in shroud crowning seals (4, 5) regulate their efficiency.

Description

Изобретение относится к турбомашинам, а именно к ступеням давления паровых/газовых турбин и газовых турбокомпрессоров, снабженных надбандажными уплотнениями, которые расположены на бандаже или встроены в статор турбины.

Изобретение может быть использовано при разработке паровых турбин на турбинных заводахизготовителях, а также для усовершенствования паровых и газовых турбин на тепловых электростанциях и авиационных двигателей с газовыми турбинами и газовыми турбокомпрессорами.

Предшествующий уровень техники

Известны конструкции ступеней давления паровой турбины, подобные представленным на фиг. 1 и 2 [см., например, патенты КИ 2040696, опубл. 25.07.1995; И8 5154581, опубл. 13.10.1992; или И8 5632598, опубл. 27.05.1997], содержащие сопловой (направляющий) аппарат 1 с сопловыми (направляющими) лопатками 2 и экраном 3, ротор, содержащий диск 6, лопатки 7, бандаж 8 и надбандажные уплотнения 4 и 5, встроенные в экран 3 соплового аппарата, как показано на фиг. 1 или 2, или расположенные на бандаже лопаток ротора, как показано на фиг. 2.

Уплотнение бандажа ступени турбины состоит, как правило, из двух гребней, первого гребня 4 по ходу потока пара и второго гребня 5, оба из которых формируют надбандажную камеру И, расположенную вдоль бандажа, включающую радиальные зазоры 111 и 112, определяющие расход пара, проходящего через уплотнение.

Зазоры 111 и 112 устанавливают равными по абсолютной величине для каждой ступени или группы ступеней, эта величина зависит от условий теплового расширения элементов турбины и условий пороговой мощности турбоагрегата, т.е. мощности, при которой возникает низкочастотная вибрация. Бандаж 8 лопаток ротора, виды в плане которого подобны представленным на фиг. 3 и 4, выполнен в форме ленты с отверстиями 15 для штифтов 9 лопаток ротора, которые расклепываются после их установки на лопатках ротора, формируя блок из шести или более лопаток. Части этих бандажей 13, перекрывающие один рабочий канал, не имеют никаких отверстий.

Ступени паровой или газовой турбины, показанные на фиг. 1 и 2, имеют следующие существенные недостатки, которые описаны в последовательности работы турбины:

а) из-за неравномерного распределения зазоров в надбандажных уплотнениях по окружности ступени появляются аэродинамические надбандажные и венцовые силы Томаса, что вызывает неустойчивую работу ротора турбины и его подвески;

б) на внутренней поверхности 8 бандажа лопатки ротора формируются оксиды металла и соли 10, наличие которых закрывает часть проходного сечения рабочих лопаток, что приводит к уменьшению расчётного КПД с последующим снижением мощности турбины;

в) сверхнормативное сжигание топлива вследствие п. б) при различных сравнительных нагрузках турбины приводит к дополнительному потреблению топливных ресурсов.

Сущность изобретения

Решаемая техническая задача - повышение надежности работы паровых и газовых турбин и газовых турбонагнетательных насосов, увеличение фактического КПД и мощности по сравнению с существующими параметрами.

Для решения поставленной технической задачи предлагается гидравлическая осевая машина, работающая на пару или газе, в частности ступень давления паровой/газовой турбины с универсальным бандажом, включающая стационарный корпус; ротор, имеющий внутренний диск, наружный бандаж и множество лопаток, смонтированных между названным диском и названным бандажом; причем по крайней мере на части названного бандажа выполнено множество сквозных отверстий так, чтобы пар или газ проходили радиально наружу через названные отверстия для предотвращения формирования оксидов металла и солей на внутренней поверхности названного наружного бандажа.

Проход пара или газа сквозь отверстия в бандаже приводит к падению градиента давления на поверхность бандажа и предотвращает формирование оксидов металлов, солей и других отложений на внутренних поверхностях бандажей.

Названные отверстия могут быть распределены по названной части названного внешнего бандажа равномерно или в шахматном порядке.

Названные отверстия лучше выбирать так, чтобы их диаметр соответствовал определяемому по следующей формуле:

(0,02^ 0,50) ·&

η·π где η - число названных отверстий, а 8к - площадь части поверхности названного внешнего бандажа.

Машина может дополнительно содержать бандажное уплотнение, включающее два уплотнительных элемента, расположенных на внешней поверхности названного внешнего бандажа, или на внутренней поверхности названного стационарного корпуса, радиально обращенной к названному внешнему бандажу, а названные уплотнительные элементы обеспечивают два радиальных зазора 111 и 112 между

- 1 008156 названным ротором и названным корпусом в направлении потока соответственно, при этом названный зазор 112 выполнен меньшим, чем названный зазор 111.

Перечень фигур

Изобретение поясняется чертежами, на которых представлено:

фиг. 1 - продольный разрез ступени давления турбины с бандажными уплотнениями в экране соплового аппарата;

фиг. 2 - продольный разрез ступени давления турбины с бандажными уплотнениями, размещенными на бандаже лопаток ротора;

фиг. 3 - разрез бандажа с фиг. 1;

фиг. 4 - разрез бандажа с фиг. 2;

фиг. 5 - местный вид с фиг. 2 в разрезе по ϋ-ϋ;

фиг. 6 - местный вид с фиг. 1 в разрезе по С-С.

Сведения, подтверждающие возможность использования изобретения

Ступень давления паровой (газовой) турбины (компрессора) (см. фиг. 1 и 2) включает сопловой (направляющий) аппарат 1 с сопловыми (направляющими) лопатками 2 и экран 3, гребни 4 и 5 бандажного уплотнения или гребни 4 и 5, расположенные на бандаже 8 (см. фиг.2), и ротор с бандажом 8, расположенным на лопатках 7 ротора. С целью увеличения КПД и эксплуатационной надежности турбины радиальный зазор 112 второго гребня 5 уплотнения бандажа по ходу потока пара/газа выполнен меньше, чем радиальный зазор 111 по гребню 4 бандажного уплотнения, а также в частях 13, 14, 15 бандажа 8, закрывающих отдельные межлопаточные каналы, выполнена система радиальных выпускных отверстий 12 (см. фиг. 3-6), распределенных равномерно по поверхностям частей 13, 14, 16 бандажа 8. Названные радиальные выпускные отверстия также могут быть расположены в шахматном порядке 16 по линии потока пара/газа 14 и 18, или симметрично к линии потока пара/газа 18 (см. фиг. 4) в межлопаточном канале, для перетечки пара/газа из камеры корпуса 17 выше бандажа (см. фиг. 5) и камеры И выше бандажа к каналу потока и снижению давления выше бандажа, источником названного давления является динамика воздушного потока выше бандажа и ребра силы Томаса, что вызывает неустойчивую работу ротора турбины и его подвески, а когда пар/газ проходит из канала сквозь выпускные отверстия 12 в бандаже 8 к названному бандажному уплотнению канала - это предотвращает формирование оксидов металла и солей 10 на внутренней поверхности бандажа 8. Диаметр ά отверстий 12 и их число η на каждой поверхности 8к каждого отдельного межлопаточного канала, накрытого частями бандажа 13, 14, 16, находится в следующем отношении:

а = 2 1(0,02.0,50).5, .

V η·π

Благодаря отверстиям 12 в бандаже 8 лопаток 7 ротора, в ходе работы турбины происходит перетечка пара/газа из камеры 11, расположенной выше бандажа, и камеры 17 корпуса, также расположенной выше бандажа, как показано на фиг. 5, по отношению к части канала, расположенного под бандажом, что приводит к появлению эффекта препятствия, предотвращая формирование оксидов металлов и солей на внутренней поверхности бандажа.

Падение давления в камере 11, расположенной вдоль бандажа, и в камере корпуса 17 вдоль бандажа происходит подобно процессу перетечки пара/газа, что исключает возникновение динамики воздуха выше бандажа и гребня силы Томаса, вызывающей неустойчивую работу ротора турбины и его подвески. Это обстоятельство, в свою очередь, позволяет уменьшить радиальный зазор 112 на втором гребне 5, управляющем пороговой мощностью турбоагрегата, что приводит к дополнительному увеличению КПД вследствие снижения перетечек пара/газа по уплотнению.

Выполнение зазоров 111 и 112 по гребням бандажного уплотнения таким образом, что радиальный зазор 112 по второму гребню 5 выполнен меньшим, чем радиальный зазор 111 по первому гребню 4, позволяет регулировать в пределах точно установленных пределов расход пара/газа, проходящего через бандажную камеру 11.

Таким образом, изобретение может быть использовано в следующих целях:

а) как средство предотвращения формирования оксидов металлов и солей на внутренних поверхностях бандажей лопаток ротора;

б) как средство улучшения вибрационных условий работы турбинного блока;

в) с целью увеличения межремонтного периода вследствие пп. а) и б) и продления ресурса турбины.

The invention relates to a turbomachine, in particular to the pressure stages of steam / gas turbines and gas turbo-compressors equipped with over-band seals, which are located on the band or built into the turbine stator.

The invention can be used in the development of steam turbines at turbine manufacturers, as well as for the improvement of steam and gas turbines in thermal power plants and aircraft engines with gas turbines and gas turbocompressors.

Prior art

Designs of steam turbine pressure stages are known, similar to those shown in FIG. 1 and 2 [see, for example, patents KI 2040696, publ. 07/25/1995; I8 5154581, publ. 10/13/1992; or I8 5632598, publ. 27.05.1997], containing a nozzle (guide) apparatus 1 with nozzle (guide) blades 2 and a screen 3, a rotor containing a disk 6, blades 7, band 8 and over-band seals 4 and 5 embedded in the screen 3 of the nozzle apparatus, as shown in fig. 1 or 2, or located on a band of rotor blades, as shown in FIG. 2

The seal of the turbine stage truss consists, as a rule, of two ridges, the first ridge 4 along the steam flow and the second ridge 5, both of which form the support band I, located along the band, including radial clearances 111 and 112, which determine the flow rate of steam passing through compaction.

The gaps 111 and 112 are set equal in absolute value for each stage or group of stages, this value depends on the conditions of thermal expansion of the turbine elements and the threshold power conditions of the turbine unit, i.e. power at which low frequency vibration occurs. Band 8 rotor blades, species in terms of which are similar to those shown in FIG. 3 and 4, is made in the form of a tape with holes 15 for the pins of 9 rotor blades, which are riveted after their installation on the rotor blades, forming a block of six or more blades. Portions of these bands 13, which overlap one working channel, have no holes.

Steps of a steam or gas turbine shown in FIG. 1 and 2, have the following significant drawbacks, which are described in the sequence of operation of the turbine:

a) due to the uneven distribution of gaps in the over-strip seals around the circumference of the step, the aerodynamic over-band and crown forces of Thomas appear, which causes unstable operation of the turbine rotor and its suspension;

b) metal oxides and salts 10 are formed on the inner surface 8 of the rotor blade band, the presence of which closes a part of the flow section of the blades, which leads to a decrease in the calculated efficiency with a subsequent decrease in turbine power;

c) excessive combustion of fuel due to p. b) at various comparative loads of the turbine leads to additional consumption of fuel resources.

Summary of Invention

Solved technical problem - improving the reliability of steam and gas turbines and gas turbocharging pumps, increasing the actual efficiency and power compared with existing parameters.

To solve the technical problem, we propose a hydraulic axial machine operating on steam or gas, in particular the pressure stage of a steam / gas turbine with a universal shroud, including a stationary body; a rotor having an inner disk, an outer band and a plurality of blades mounted between the said disk and the said band; moreover, at least on the part of the said band, a plurality of through holes are made so that steam or gas passes radially outward through the said holes to prevent the formation of metal oxides and salts on the inner surface of the said outer band.

The passage of steam or gas through the holes in the bandage leads to a drop in the pressure gradient on the surface of the bandage and prevents the formation of metal oxides, salts and other deposits on the internal surfaces of the bandages.

The named holes can be distributed over the named part of the said external band evenly or in a checkerboard pattern.

These holes should be chosen in such a way that their diameter corresponds to that defined by the following formula:

(0.02 ^ 0.50) · &

η · π where η is the number of named holes, and 8k is the surface area of the outer band called.

The machine may additionally contain a bandage seal comprising two sealing elements located on the outer surface of the said outer band or on the inner surface of the said stationary body radially facing the said outer band, and the said sealing elements provide two radial gaps 111 and 112 between

- 1 008156 called the rotor and the named body in the direction of flow, respectively, while the named gap 112 is made smaller than the named gap 111.

List of figures

The invention is illustrated by drawings, on which:

FIG. 1 is a longitudinal section of a pressure stage of a turbine with retaining seals in a nozzle screen;

FIG. 2 is a longitudinal section of the pressure stage of the turbine with retaining seals placed on the rotor blade band;

FIG. 3 - section of the bandage of FIG. one;

FIG. 4 - section of the bandage of FIG. 2;

FIG. 5 is a detail view of FIG. 2 in a section on ϋ-ϋ;

FIG. 6 is a detail view of FIG. 1 in section along the CC.

Information confirming the possibility of using the invention

The pressure stage of the steam (gas) turbine (compressor) (see Fig. 1 and 2) includes a nozzle (guide) apparatus 1 with nozzle (guide) blades 2 and a screen 3, ridges 4 and 5 of the retaining seal or ridges 4 and 5, located on the band 8 (see figure 2), and the rotor with the band 8, located on the blades 7 of the rotor. In order to increase the efficiency and operational reliability of the turbine, the radial clearance 112 of the second ridge 5 of the tire seal along the steam / gas flow is less than the radial clearance 111 along the ridge 4 of the tire seal, as well as in parts 13, 14, 15 of the tire 8 that cover the individual inter-blade channels, made a system of radial outlet holes 12 (see Fig. 3-6), distributed evenly over the surfaces of parts 13, 14, 16 of the shroud 8. These radial outlet holes can also be located in staggered order 16 along the steam / gas flow line 14 and 18, or symmetrically to the steam / gas flow line 18 (see Fig. 4) in the interscapular channel, to transfer steam / gas from the chamber of the body 17 above the bandage (see Fig. 5) and the chamber And above the bandage to the stream channel and a decrease in pressure above the bandage, the source of this pressure is the dynamics of the air flow above the bandage and the Thomas force rib, which causes unstable operation of the turbine rotor and its suspension, and when steam / gas passes from the channel through the exhaust ports 12 in the band 8 to the named bandage seal - this prevents the formation of oxide metal salts and 10 on the inner surface of the shroud 8. ά diameter holes 12 and the number is η on each surface 8 to each interblade channel covering portions of the shroud 13, 14, 16, is in the following relation:

a = 2 1 (0.02.0.50) .5,.

V η · π

Due to the holes 12 in the band 8 of the rotor blades 7, steam / gas flows from the chamber 11 located above the band and the chamber 17 of the body also located above the band as shown in FIG. 5, in relation to the part of the channel located under the bandage, which leads to the appearance of an obstacle effect, preventing the formation of metal oxides and salts on the inner surface of the bandage.

The pressure drop in the chamber 11 located along the band and in the chamber of the body 17 along the band occurs similarly to the steam / gas overflow process, which excludes the emergence of air dynamics above the bandage and the crest of Thomas force causing unstable operation of the turbine rotor and its suspension. This circumstance, in turn, allows to reduce the radial clearance 112 on the second ridge 5, which controls the threshold power of the turbine unit, which leads to an additional increase in efficiency due to a decrease in vapor / gas leakages due to compaction.

The execution of the gaps 111 and 112 along the ridges of the bandage seal in such a way that the radial gap 112 on the second ridge 5 is made smaller than the radial clearance 111 along the first ridge 4, allows controlling the flow of steam / gas passing through the bandage chamber 11 within precisely established limits.

Thus, the invention can be used for the following purposes:

a) as a means of preventing the formation of metal oxides and salts on the inner surfaces of the rotor blade blades;

b) as a means of improving the vibration conditions of the turbine unit;

c) in order to increase the turnaround time due to paragraphs. a) and b) and the extension of the resource turbine.

Claims (5)

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯCLAIM 1. Гидравлическая осевая машина, работающая на пару или газе, включающая стационарный корпус; ротор, имеющий внутренний диск, наружный бандаж и множество лопаток, смонтированных между названным диском и названным бандажом; по крайней мере на части названного бандажа выполнено множество сквозных отверстий так, чтобы пар или газ проходили радиально наружу через названные отверстия для предотвращения формирования оксидов металла и солей на внутренней поверхности названного наружного бандажа.1. Hydraulic axial machine running on steam or gas, including a stationary housing; a rotor having an inner disk, an outer bandage, and a plurality of blades mounted between said disk and said bandage; at least a portion of said band is provided with a plurality of through holes so that steam or gas passes radially outward through said holes to prevent the formation of metal oxides and salts on the inner surface of said outer band. -2 008156-2 008156 2. Машина по п.1, отличающаяся тем, что названные отверстия равномерно распределены по названной части названного внешнего бандажа.2. The machine according to claim 1, characterized in that the said holes are evenly distributed over the named part of the named outer bandage. 3. Машина по π. 1, отличающаяся тем, что названные отверстия расположены в шахматном порядке на названной части названного внешнего бандажа.3. Machine by π. 1, characterized in that the said holes are staggered on the named part of the named outer bandage. 4. Машина по п.1, отличающаяся тем, что названные отверстия выбирают так, чтобы их диаметр соответствовал определяемому по следующей формуле:4. The machine according to claim 1, characterized in that the said holes are selected so that their diameter corresponds to that determined by the following formula: (0,02^ 0,50) ·&(0.02 ^ 0.50) η·π где η - число названных отверстий, а - площадь части поверхности названного внешнего бандажа.η · π where η is the number of named holes, and is the surface area of the surface of the named external bandage. 5. Машина по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит бандажное уплотнение, включающее два уплотнительных элемента, расположенных на внешней поверхности названного внешнего бандажа или на внутренней поверхности названного стационарного корпуса, радиально обращенной к названному внешнему бандажу, а названные уплотнительные элементы обеспечивают два радиальных зазора 111 и 112 между названным ротором и названным корпусом в направлении потока соответственно, при этом названный зазор 112 выполнен меньшим, чем названный зазор 111.5. The machine according to claim 1, characterized in that it further comprises a retaining seal, comprising two sealing elements located on the outer surface of the named outer bandage or on the inner surface of the said stationary body radially facing the named outer bandage, and said sealing elements provide two radial clearance 111 and 112 between said rotor and said housing in the flow direction, respectively, wherein said clearance 112 is made smaller than said clearance 111.
EA200501572A 2003-04-18 2003-04-18 Stream/gas turbine pressure stage with universal shroud EA008156B1 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2003/012102 WO2004099572A1 (en) 2003-04-18 2003-04-18 Steam/gas turbine pressure stage with universal shroud

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EA200501572A1 EA200501572A1 (en) 2006-08-25
EA008156B1 true EA008156B1 (en) 2007-04-27

Family

ID=33434336

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EA200501572A EA008156B1 (en) 2003-04-18 2003-04-18 Stream/gas turbine pressure stage with universal shroud

Country Status (10)

Country Link
EP (1) EP1623097A4 (en)
JP (1) JP4195882B2 (en)
CN (1) CN100386502C (en)
AU (1) AU2003228590B2 (en)
BR (1) BR0318261A (en)
CA (1) CA2562712C (en)
EA (1) EA008156B1 (en)
HK (1) HK1092853A1 (en)
UA (1) UA81314C2 (en)
WO (1) WO2004099572A1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4534701A (en) * 1982-06-29 1985-08-13 Gerhard Wisser Rotor or guide wheel of a turbine engine with shroud ring
US5154581A (en) * 1990-05-11 1992-10-13 Mtu Motoren- Und Turbinen- Union Munchen Gmbh Shroud band for a rotor wheel having integral rotor blades
US6142739A (en) * 1996-04-12 2000-11-07 Rolls-Royce Plc Turbine rotor blades
US6340284B1 (en) * 1998-12-24 2002-01-22 Alstom (Switzerland) Ltd Turbine blade with actively cooled shroud-band element

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE893649C (en) * 1940-05-04 1953-10-19 Siemens Ag Installation on steam or gas turbine blades
FR2166494A5 (en) * 1971-12-27 1973-08-17 Onera (Off Nat Aerospatiale)
SU663861A1 (en) * 1977-08-23 1979-05-25 Ленинградский Ордена Ленина Политехнический Институт Им.М.И.Калинина Axial turbine runner
JPS55146201A (en) * 1979-05-04 1980-11-14 Hitachi Ltd Moving blade for turbine
DE3505491A1 (en) * 1985-02-16 1986-08-21 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München GASKET FOR A FLUID MACHINE
FR2661944B1 (en) * 1990-05-14 1994-06-10 Alsthom Gec TURBOMACHINE FLOOR WITH REDUCED SECONDARY LOSSES.
FR2666846B1 (en) * 1990-09-13 1992-10-16 Alsthom Gec VANE GRILLE FOR TURBOMACHINE PROVIDED WITH SUCTION SLOTS IN THE CEILING AND / OR IN THE FLOOR AND TURBOMACHINE COMPRISING SUCH GRIDS.
US5224713A (en) * 1991-08-28 1993-07-06 General Electric Company Labyrinth seal with recirculating means for reducing or eliminating parasitic leakage through the seal
EP0844369B1 (en) * 1996-11-23 2002-01-30 ROLLS-ROYCE plc A bladed rotor and surround assembly

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4534701A (en) * 1982-06-29 1985-08-13 Gerhard Wisser Rotor or guide wheel of a turbine engine with shroud ring
US5154581A (en) * 1990-05-11 1992-10-13 Mtu Motoren- Und Turbinen- Union Munchen Gmbh Shroud band for a rotor wheel having integral rotor blades
US6142739A (en) * 1996-04-12 2000-11-07 Rolls-Royce Plc Turbine rotor blades
US6340284B1 (en) * 1998-12-24 2002-01-22 Alstom (Switzerland) Ltd Turbine blade with actively cooled shroud-band element

Also Published As

Publication number Publication date
EA200501572A1 (en) 2006-08-25
BR0318261A (en) 2006-05-23
CA2562712A1 (en) 2004-11-18
CN1788142A (en) 2006-06-14
HK1092853A1 (en) 2007-02-16
AU2003228590B2 (en) 2010-01-07
CA2562712C (en) 2011-05-31
JP2006523792A (en) 2006-10-19
EP1623097A4 (en) 2012-06-27
EP1623097A1 (en) 2006-02-08
CN100386502C (en) 2008-05-07
AU2003228590A1 (en) 2004-11-26
JP4195882B2 (en) 2008-12-17
UA81314C2 (en) 2007-12-25
WO2004099572A1 (en) 2004-11-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9850775B2 (en) Turbine shroud segment sealing
EP1895108B1 (en) Angel wing abradable seal and sealing method
US6155778A (en) Recessed turbine shroud
EP1674659B1 (en) Turbine nozzle with bullnose step-down platform
US7165937B2 (en) Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
EP1965031A2 (en) Turbine engine shroud segment, featherseal for a shroud segment and corresponding assembly
US8132417B2 (en) Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber
KR20050062375A (en) Stator vane assembly for a gas turbine engine
WO1996014494A2 (en) Rotor airfoils to control tip leakage flows
US20080008574A1 (en) Leakage flow control and seal wear minimization system for a turbine engine
AU2007214378A1 (en) Methods and apparatus for fabricating turbine engines
US10184345B2 (en) Cover plate assembly for a gas turbine engine
EP2354465A2 (en) Adverse pressure gradient seal mechanism
US4280795A (en) Interblade seal for axial flow rotary machines
US20190136700A1 (en) Ceramic matrix composite tip shroud assembly for gas turbines
US6761530B1 (en) Method and apparatus to facilitate reducing turbine packing leakage losses
KR20090091190A (en) Turbomachine, particularly a gas turbine
US20180179901A1 (en) Turbine blade with contoured tip shroud
US6632069B1 (en) Step of pressure of the steam and gas turbine with universal belt
EP2893149A1 (en) Turbine blades
US6877956B2 (en) Methods and apparatus for integral radial leakage seal
US6571470B1 (en) Method of retrofitting seals in a gas turbine
US9011083B2 (en) Seal arrangement for a gas turbine
EA008156B1 (en) Stream/gas turbine pressure stage with universal shroud
US10570743B2 (en) Turbomachine having an annulus enlargment and airfoil

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s)

Designated state(s): AM AZ KG MD TJ TM

MM4A Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s)

Designated state(s): BY KZ RU